[发明专利]一种抗慢变干扰的相平面姿态控制方法

权利要求书

1.一种抗慢变干扰的相平面姿态控制方法，其特征在于：该方法所针对的航天器上配置有大推力器和小推力器，该具体步骤包括：

(1)建立慢变干扰下的航天器动力学模型；

(2)建立用于估计航天器三轴的总干扰角加速度的扩张状态观测器，并使用所建立的扩张状态观测器估计航天器三轴的总干扰角加速度；

(3)构建三轴的相平面，并将所构建的三轴相平面分别分为七个区；

(4)根据步骤(1)中所建立的慢变干扰下的航天器动力学模型、根据所述步骤(2)的扩张状态观测器估计出的三轴总干扰角加速度和步骤(3)的三轴相平面分区，得到每轴相平面的七个区的控制指令；

(5)航天器的推力器根据步骤(4)得到的三轴相平面控制指令进行喷气。

2.根据权利要求1所述的一种抗慢变干扰的相平面姿态控制方法，其特征在于：

所述步骤(1)的建立的慢变干扰下的航天器动力学模型为：

其中，x₁,x₂,x₃表示慢变干扰下的航天器的三轴姿态角，三轴姿态角为滚动姿态角、俯仰姿态角和偏航姿态角；

表示慢变干扰下的航天器的三轴姿态角速度，三轴姿态角速度为滚动姿态角速度、俯仰姿态角速度和偏航姿态角速度；

表示慢变干扰下的航天器的三轴姿态角加速度，三轴姿态角加速度为滚动姿态角加速度、俯仰姿态角加速度和偏航姿态角加速度；

X＝[x₁,x₂,x₃]^T，

表示航天器的转动惯量矩阵；

表示慢变干扰下的航天器的三轴姿态控制指令；

d₁,d₂,d₃表示慢变干扰在航天器的三轴分量；

D＝[d₁,d₂,d₃]^T

表示由于航天器所受外部慢变干扰D、航天器三轴动力学耦合及三轴控制输入耦合带来的总干扰角加速度在三轴的分量；

Y＝[y₁,y₂,y₃]^T，其中，y₁,y₂,y₃表示慢变干扰下的航天器的三轴姿态角的测量值；

V＝[v₁,v₂,v₃]^T，其中，v₁,v₂,v₃表示慢变干扰下的航天器的三轴姿态角的测量噪声。